JPH07257496A - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH07257496A JPH07257496A JP6057422A JP5742294A JPH07257496A JP H07257496 A JPH07257496 A JP H07257496A JP 6057422 A JP6057422 A JP 6057422A JP 5742294 A JP5742294 A JP 5742294A JP H07257496 A JPH07257496 A JP H07257496A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- angular velocity
- roll axis
- spacecraft
- optical sensor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 17
- 238000012937 correction Methods 0.000 abstract description 11
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 13
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 5
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】この発明は、高精度な角速度誤差補正を実現し
て、姿勢制御の高精度化を図ることにある。 【構成】ＩＲＵ１で検出するロール軸回りの角速度の角
速度誤差補正を宇宙航行体本体２のロール軸を軌道面に
入れた状態で、ＥＳＡ５でロール軸姿勢情報を取得し、
ＦＳＳＡ６でピッチ及びヨー軸姿勢角情報を取得して角
速度誤差補正を行うよう構成して、所期の目的を達成し
たものである。
て、姿勢制御の高精度化を図ることにある。 【構成】ＩＲＵ１で検出するロール軸回りの角速度の角
速度誤差補正を宇宙航行体本体２のロール軸を軌道面に
入れた状態で、ＥＳＡ５でロール軸姿勢情報を取得し、
ＦＳＳＡ６でピッチ及びヨー軸姿勢角情報を取得して角
速度誤差補正を行うよう構成して、所期の目的を達成し
たものである。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えばトランスファ
ー軌道を周回する人工衛星等の宇宙航行体の姿勢を制御
するのに用いる姿勢制御装置に関する。
ー軌道を周回する人工衛星等の宇宙航行体の姿勢を制御
するのに用いる姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、この種の姿勢制御装置として
は、図３に示すように慣性基準装置（ＩＲＵ）１で宇宙
航行体本体２のロール、ピッチ及びヨー軸の３軸回り角
速度ωx ，ωy ，ωz を検出し、この検出値ωIRUx，ω
IRUy，ωIRUzが積分処理部３に入力される。積分処理部
３は、検出値ωIRUx，ωIRUy，ωIRUzを積分して姿勢決
定部４に出力する。
は、図３に示すように慣性基準装置（ＩＲＵ）１で宇宙
航行体本体２のロール、ピッチ及びヨー軸の３軸回り角
速度ωx ，ωy ，ωz を検出し、この検出値ωIRUx，ω
IRUy，ωIRUzが積分処理部３に入力される。積分処理部
３は、検出値ωIRUx，ωIRUy，ωIRUzを積分して姿勢決
定部４に出力する。
【０００３】姿勢決定部４には、ロール軸姿勢基準を検
出する地球センサ（ＥＳＡ）５の出力端及びピッチ／ヨ
ー軸姿勢基準を検出する太陽センサ（ＦＳＳＡ）６の出
力端が接続され、これらＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出
値φESA ，θFSSA，ψFSSAに基づいて選択的に３軸回り
の角速度誤差推定値を算出して積分処理部３に出力す
る。また、姿勢決定部４は、積分処理部３からの積分値
と、ＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出値φESA ，θFSSA，
ψFSSAに基づいてドリフト誤差等の角速度誤差を補正し
た推定姿勢角速度ωxM，ωyM，ωzMを算出すると共に、
推定姿勢角φM ，θM ，ψM を算出して制御処理部７に
出力する。制御処理部７は、入力した推定姿勢角速度ω
xM，ωyM，ωzM及び推定姿勢角φM ，θM ，ψM に基づ
いて制御トルクを算出してアクチュエータ駆動部８に出
力する。アクチュエータ制御部８は、入力した制御トル
クに基づいたロール、ピッチ及びヨートルク指令値を算
出してアクチュエータ９を駆動制御し、宇宙航行体本体
２の３軸回りの姿勢を制御する。
出する地球センサ（ＥＳＡ）５の出力端及びピッチ／ヨ
ー軸姿勢基準を検出する太陽センサ（ＦＳＳＡ）６の出
力端が接続され、これらＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出
値φESA ，θFSSA，ψFSSAに基づいて選択的に３軸回り
の角速度誤差推定値を算出して積分処理部３に出力す
る。また、姿勢決定部４は、積分処理部３からの積分値
と、ＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出値φESA ，θFSSA，
ψFSSAに基づいてドリフト誤差等の角速度誤差を補正し
た推定姿勢角速度ωxM，ωyM，ωzMを算出すると共に、
推定姿勢角φM ，θM ，ψM を算出して制御処理部７に
出力する。制御処理部７は、入力した推定姿勢角速度ω
xM，ωyM，ωzM及び推定姿勢角φM ，θM ，ψM に基づ
いて制御トルクを算出してアクチュエータ駆動部８に出
力する。アクチュエータ制御部８は、入力した制御トル
クに基づいたロール、ピッチ及びヨートルク指令値を算
出してアクチュエータ９を駆動制御し、宇宙航行体本体
２の３軸回りの姿勢を制御する。
【０００４】ところで、このような姿勢制御装置にあっ
ては、図４及び図５に示すように、例えばトランスファ
ー（遷移）軌道において、そのロール軸を慣性空間に存
在する太陽に指向させた状態で、上述したような姿勢制
御を行う姿勢制御方式が採られている。この場合、ロー
ル軸角速度誤差補正は、姿勢基準となるＥＳＡ５の検出
可能な軌道Ａ区間でのみでＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６で検
出する姿勢角情報に基づいて実行され、他の非検出区間
においては、ＩＲＵ１の検出値に基づく３軸回りの定常
姿勢制御が実行される。
ては、図４及び図５に示すように、例えばトランスファ
ー（遷移）軌道において、そのロール軸を慣性空間に存
在する太陽に指向させた状態で、上述したような姿勢制
御を行う姿勢制御方式が採られている。この場合、ロー
ル軸角速度誤差補正は、姿勢基準となるＥＳＡ５の検出
可能な軌道Ａ区間でのみでＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６で検
出する姿勢角情報に基づいて実行され、他の非検出区間
においては、ＩＲＵ１の検出値に基づく３軸回りの定常
姿勢制御が実行される。
【０００５】しかしながら、上記ロール軸角速度誤差補
正方法では、ＥＳＡ５のヌル点と称するゼロ点の軌跡
が、軌道運動に伴う位置に応じて慣性空間に対して変化
するために、例えばＡ区間において、図６に示すように
ロール軸に軌道位置に応じた姿勢角速度が発生して見掛
けの角速度誤差として取込むという問題を有する。即
ち、ＥＳＡ５がＡ区間において、ＥＳＡ５は、ゼロ位置
となるように制御されると、その姿勢制御方式上、ロー
ル軸回りに軌道運動に基づく姿勢角速度が発生すること
による。
正方法では、ＥＳＡ５のヌル点と称するゼロ点の軌跡
が、軌道運動に伴う位置に応じて慣性空間に対して変化
するために、例えばＡ区間において、図６に示すように
ロール軸に軌道位置に応じた姿勢角速度が発生して見掛
けの角速度誤差として取込むという問題を有する。即
ち、ＥＳＡ５がＡ区間において、ＥＳＡ５は、ゼロ位置
となるように制御されると、その姿勢制御方式上、ロー
ル軸回りに軌道運動に基づく姿勢角速度が発生すること
による。
【０００６】これによると、以後のＥＳＡ５の非検出区
間において、ＥＳＡ５に基づく補正を行わないでＩＲＵ
１の検出値に基づいて姿勢制御を行うと、見掛けの角速
度誤差分に応じた姿勢精度の劣化を招くという不具合が
起こる。
間において、ＥＳＡ５に基づく補正を行わないでＩＲＵ
１の検出値に基づいて姿勢制御を行うと、見掛けの角速
度誤差分に応じた姿勢精度の劣化を招くという不具合が
起こる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の姿勢制御装置では、角速度誤差の高精度な補正が困
難で、姿勢精度の劣化を招くという問題を有する。この
発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、高精度な角
速度誤差補正を実現して、姿勢制御の高精度化を図り得
るようにした姿勢制御装置を提供すること目的とする。
来の姿勢制御装置では、角速度誤差の高精度な補正が困
難で、姿勢精度の劣化を招くという問題を有する。この
発明は上記の事情に鑑みてなされたもので、高精度な角
速度誤差補正を実現して、姿勢制御の高精度化を図り得
るようにした姿勢制御装置を提供すること目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】この発明は、ロール軸が
慣性空間に指向されて、周回軌道を飛翔する宇宙航行体
と、この宇宙航行体のピッチ及びヨー軸回りの姿勢角を
検出する第１の光学センサと、前記宇宙航行体のロール
軸回りの姿勢角を検出する第２の光学センサと、前記宇
宙航行体のロール、ピッチ及びヨー軸回りの角速度を検
出する角速度検出手段と、前記宇宙航行体の３軸回りの
姿勢を制御するアクチュエータと、前記角速度検出手段
で検出した３軸回りの角速度の角速度誤差を前記第１及
び第２の光学センサで検出した３軸回りの姿勢角に基づ
いて補正して前記宇宙航行体の姿勢を決定し、前記アク
チュエータを駆動制御して前記宇宙航行体の姿勢を制御
する制御手段とを備えた姿勢制御装置において、前記制
御手段を、前記角速度検出手段で検出するロール軸回り
の角速度の角速度誤差を前記宇宙航行体のロール軸を軌
道面に入れた状態で前記第２の光学センサの出力に基づ
いて補正するように構成したものである。
慣性空間に指向されて、周回軌道を飛翔する宇宙航行体
と、この宇宙航行体のピッチ及びヨー軸回りの姿勢角を
検出する第１の光学センサと、前記宇宙航行体のロール
軸回りの姿勢角を検出する第２の光学センサと、前記宇
宙航行体のロール、ピッチ及びヨー軸回りの角速度を検
出する角速度検出手段と、前記宇宙航行体の３軸回りの
姿勢を制御するアクチュエータと、前記角速度検出手段
で検出した３軸回りの角速度の角速度誤差を前記第１及
び第２の光学センサで検出した３軸回りの姿勢角に基づ
いて補正して前記宇宙航行体の姿勢を決定し、前記アク
チュエータを駆動制御して前記宇宙航行体の姿勢を制御
する制御手段とを備えた姿勢制御装置において、前記制
御手段を、前記角速度検出手段で検出するロール軸回り
の角速度の角速度誤差を前記宇宙航行体のロール軸を軌
道面に入れた状態で前記第２の光学センサの出力に基づ
いて補正するように構成したものである。
【０００９】
【作用】上記構成によれば、第２の光学センサは、慣性
空間に対して移動がないことにより、その移動にともな
う角速度成分の誤差を取込むことなく、正確な姿勢角情
報の取得が可能となる。従って、姿勢角情報に基づいた
ロール軸回りの角速度誤差補正を高精度に行うことが可
能となり、以後の角速度検出手段の検出値に基づく高精
度な姿勢制御が可能となる。
空間に対して移動がないことにより、その移動にともな
う角速度成分の誤差を取込むことなく、正確な姿勢角情
報の取得が可能となる。従って、姿勢角情報に基づいた
ロール軸回りの角速度誤差補正を高精度に行うことが可
能となり、以後の角速度検出手段の検出値に基づく高精
度な姿勢制御が可能となる。
【００１０】
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すものである。但し、ここでは、前
記図３と同一部分については、同一符号を付して、その
詳細な説明を省略する。
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すものである。但し、ここでは、前
記図３と同一部分については、同一符号を付して、その
詳細な説明を省略する。
【００１１】すなわち、前記姿勢決定部４の推定姿勢角
出力端には、加算器１０ａ〜１０ｃの一方の入力端が接
続され、この加算器１０ａ〜１０ｃの他方の入力端に
は、例えば地上局からのコマンドで設定される姿勢バイ
アス信号が入力される。加算器１０ａ〜１０ｃは、その
出力端に前記制御処理部７が接続され、入力した推定姿
勢角φM ，θM ，ψM と、地上局からの姿勢バイアス信
号を加算して制御処理部７に出力する。
出力端には、加算器１０ａ〜１０ｃの一方の入力端が接
続され、この加算器１０ａ〜１０ｃの他方の入力端に
は、例えば地上局からのコマンドで設定される姿勢バイ
アス信号が入力される。加算器１０ａ〜１０ｃは、その
出力端に前記制御処理部７が接続され、入力した推定姿
勢角φM ，θM ，ψM と、地上局からの姿勢バイアス信
号を加算して制御処理部７に出力する。
【００１２】姿勢バイアス信号は、推定姿勢角φM ，θ
M ，ψM に対して所定の姿勢バイアスを与えて前記ＦＳ
ＳＡ６の検出範囲内において、例えば図２に示すように
宇宙航行体本体の太陽座標系（Ｘ0 、Ｙ0 ，Ｚ0 ）を、
そのヨー軸（Ｚ0 ）を角度ψb だけ回動して太陽座標系
を（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）に移動させ、その後、ピッチ軸
（Ｙ1 ）を軸回りに角度θb 回転させて太陽座標系を
（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）に設定するように、例えば地上局
で求められてコマンドとして前記宇宙航行体本体２に送
信される。
M ，ψM に対して所定の姿勢バイアスを与えて前記ＦＳ
ＳＡ６の検出範囲内において、例えば図２に示すように
宇宙航行体本体の太陽座標系（Ｘ0 、Ｙ0 ，Ｚ0 ）を、
そのヨー軸（Ｚ0 ）を角度ψb だけ回動して太陽座標系
を（Ｘ1 ，Ｙ1 ，Ｚ1 ）に移動させ、その後、ピッチ軸
（Ｙ1 ）を軸回りに角度θb 回転させて太陽座標系を
（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）に設定するように、例えば地上局
で求められてコマンドとして前記宇宙航行体本体２に送
信される。
【００１３】上記制御処理部７は、加算器１０ａ〜１０
ｃからの出力に基づいて、制御トルクを算出して前記ア
クチュエータ制御部８に出力する。アクチュエータ制御
部８は、入力した制御トルクに基づいたロール、ピッチ
及びヨートルク指令値を算出して前記アクチュエータ９
を駆動制御し、宇宙航行体本体２の３軸回りの姿勢を上
記太陽座標系（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）のように制御して、
ロール軸を軌道面に対応するように設定する。
ｃからの出力に基づいて、制御トルクを算出して前記ア
クチュエータ制御部８に出力する。アクチュエータ制御
部８は、入力した制御トルクに基づいたロール、ピッチ
及びヨートルク指令値を算出して前記アクチュエータ９
を駆動制御し、宇宙航行体本体２の３軸回りの姿勢を上
記太陽座標系（Ｘ2 ，Ｙ2 ，Ｚ2 ）のように制御して、
ロール軸を軌道面に対応するように設定する。
【００１４】ここで、上記姿勢決定部４は、前記積分処
理部３からの積分値と、ＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出
値φESA ，θFSSA，ψFSSAに基づいてドリフト誤差等の
３軸回りの各角速度誤差を補正した推定姿勢角速度ωx
M，ωyM，ωzMを算出すると共に、推定姿勢角φM ，θM
，ψM を算出して上記制御処理部７に出力する。
理部３からの積分値と、ＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の検出
値φESA ，θFSSA，ψFSSAに基づいてドリフト誤差等の
３軸回りの各角速度誤差を補正した推定姿勢角速度ωx
M，ωyM，ωzMを算出すると共に、推定姿勢角φM ，θM
，ψM を算出して上記制御処理部７に出力する。
【００１５】そして、上記ＥＳＡ５及びＦＳＳＡ６の姿
勢角に基づく角速度誤差補正は、ＥＳＡ５の検出可能な
遷移軌道のＡ区間から離れると、地上局からの姿勢バイ
アス信号が停止されて誤差補正動作が終了される。以後
のＥＳＡ非検出区間においては、前記ＩＲＵ１の検出値
に基づく姿勢制御が実行される。
勢角に基づく角速度誤差補正は、ＥＳＡ５の検出可能な
遷移軌道のＡ区間から離れると、地上局からの姿勢バイ
アス信号が停止されて誤差補正動作が終了される。以後
のＥＳＡ非検出区間においては、前記ＩＲＵ１の検出値
に基づく姿勢制御が実行される。
【００１６】このように、上記姿勢制御装置は、ＩＲＵ
１で検出するロール軸回りの角速度の角速度誤差補正を
宇宙航行体本体２のロール軸を軌道面に入れた状態で、
ＥＳＡ５でロール軸姿勢情報を取得し、ＦＳＳＡ６でピ
ッチ及びヨー軸姿勢角情報を取得して角速度誤差補正を
行うよう構成した。これによれば、慣性空間に対する移
動がなくなることにより、ＥＳＡ５で検出する姿勢角情
報に軌道位置に関係する角速度成分を取込むことがなく
なり、正確な姿勢角情報を取得することができる。従っ
て、正確なロール軸回りの姿勢角情報に基づく、角速度
誤差補正を高精度に行うことが可能となり、以後のＩＲ
Ｕ１の検出値に基づく定常姿勢制御を高精度に行うこと
ができる。
１で検出するロール軸回りの角速度の角速度誤差補正を
宇宙航行体本体２のロール軸を軌道面に入れた状態で、
ＥＳＡ５でロール軸姿勢情報を取得し、ＦＳＳＡ６でピ
ッチ及びヨー軸姿勢角情報を取得して角速度誤差補正を
行うよう構成した。これによれば、慣性空間に対する移
動がなくなることにより、ＥＳＡ５で検出する姿勢角情
報に軌道位置に関係する角速度成分を取込むことがなく
なり、正確な姿勢角情報を取得することができる。従っ
て、正確なロール軸回りの姿勢角情報に基づく、角速度
誤差補正を高精度に行うことが可能となり、以後のＩＲ
Ｕ１の検出値に基づく定常姿勢制御を高精度に行うこと
ができる。
【００１７】なお、上記実施例では、遷移軌道におい
て、ロール軸を慣性空間の太陽方向に指向する姿勢制御
方式のものに適用した場合で説明したが、これに限るこ
となく、その他、各種の周回軌道における姿勢制御方式
のものにおいても適用可能である。また、ロール軸の指
向方向としては、太陽方向に限ることなく、慣性空間に
存在する恒星方向に指向する構成しても良い。
て、ロール軸を慣性空間の太陽方向に指向する姿勢制御
方式のものに適用した場合で説明したが、これに限るこ
となく、その他、各種の周回軌道における姿勢制御方式
のものにおいても適用可能である。また、ロール軸の指
向方向としては、太陽方向に限ることなく、慣性空間に
存在する恒星方向に指向する構成しても良い。
【００１８】さらに、上記実施例では、ピッチ及びヨー
軸回りの姿勢角をＦＳＳＡ６で検出して、ロール軸回り
の姿勢角をＥＳＡ５で検出するように構成した場合で説
明したが、これに限ることなく、恒星センサ等の各種の
光学センサを用いて構成することが可能である。また、
光学センサとしては、３軸回りの姿勢角情報をそれぞれ
独立に検出するように構成しても良い。
軸回りの姿勢角をＦＳＳＡ６で検出して、ロール軸回り
の姿勢角をＥＳＡ５で検出するように構成した場合で説
明したが、これに限ることなく、恒星センサ等の各種の
光学センサを用いて構成することが可能である。また、
光学センサとしては、３軸回りの姿勢角情報をそれぞれ
独立に検出するように構成しても良い。
【００１９】また、上記実施例では、姿勢バイアス信号
を地上局よりコマンドで送信するように構成した場合で
説明したが、これに限ることなく、例えば他の宇宙航行
体から姿勢バイアス信号を送信するように構成したり、
各種の方法で取得することが可能である。よって、この
発明は、上記実施例に限ることなく、その他、この発明
の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得ること
は勿論のことである。
を地上局よりコマンドで送信するように構成した場合で
説明したが、これに限ることなく、例えば他の宇宙航行
体から姿勢バイアス信号を送信するように構成したり、
各種の方法で取得することが可能である。よって、この
発明は、上記実施例に限ることなく、その他、この発明
の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得ること
は勿論のことである。
【００２０】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、高精度な角速度誤差補正を実現して、姿勢制御の高
精度化を図り得るようにした姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
ば、高精度な角速度誤差補正を実現して、姿勢制御の高
精度化を図り得るようにした姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
【図１】この発明の一実施例に係る姿勢制御装置を示し
た図。
た図。
【図２】図１の動作を説明するために示した図。
【図３】この発明の適用される姿勢制御装置の概略を説
明するために示した図。
明するために示した図。
【図４】図３の角速度誤差補正動作を説明するために示
した図。
した図。
【図５】図４の一部詳細を示した図。
【図６】従来の姿勢制御装置を問題点を説明するために
示した図。
示した図。
【符号の説明】 １…ＩＲＵ。 ２…宇宙航行体本体。 ３…積分処理部。 ４…姿勢決定部。 ５…ＥＳＡ。 ６…ＦＳＳＡ。 ７…制御処理部。 ８…アクチュエータ制御部。 ９…アクチュエータ。 １０ａ〜１０ｃ…加算器。
Claims (2)
- 【請求項１】 ロール軸が慣性空間に指向されて、周回
軌道を飛翔する宇宙航行体と、 この宇宙航行体のピッチ及びヨー軸回りの姿勢角を検出
する第１の光学センサと、 前記宇宙航行体のロール軸回りの姿勢角を検出する第２
の光学センサと、 前記宇宙航行体のロール、ピッチ及びヨー軸回りの角速
度を検出する角速度検出手段と、 前記宇宙航行体の３軸回りの姿勢を制御するアクチュエ
ータと、 前記角速度検出手段で検出した３軸回りの角速度の角速
度誤差を前記第１及び第２の光学センサで検出した３軸
回りの姿勢角に基づいて補正して前記宇宙航行体の姿勢
を決定し、前記アクチュエータを駆動制御して前記宇宙
航行体の姿勢を制御する制御手段とを具備した姿勢制御
装置において、 前記制御手段は、前記角速度検出手段で検出するロール
軸回りの角速度の角速度誤差を前記宇宙航行体のロール
軸を軌道面に入れた状態で前記第２の光学センサの出力
に基づいて補正してなることを特徴とする姿勢制御装
置。 - 【請求項２】 前記第１の光学センサは、太陽センサで
あり、前記第２の光学センサは、地球センサであること
を特徴とする請求項１記載の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6057422A JPH07257496A (ja) | 1994-03-28 | 1994-03-28 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6057422A JPH07257496A (ja) | 1994-03-28 | 1994-03-28 | 姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07257496A true JPH07257496A (ja) | 1995-10-09 |
Family
ID=13055222
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6057422A Pending JPH07257496A (ja) | 1994-03-28 | 1994-03-28 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07257496A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111623821A (zh) * | 2020-05-15 | 2020-09-04 | 天津时空经纬测控技术有限公司 | 隧道钻孔方向的检测、偏差检测、钻孔位置确定的方法 |
| JP2022162120A (ja) * | 2019-08-23 | 2022-10-21 | 三菱電機株式会社 | デブリ除去衛星、デブリ除去制御装置、デブリ除去制御方法、および、地上設備 |
-
1994
- 1994-03-28 JP JP6057422A patent/JPH07257496A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2022162120A (ja) * | 2019-08-23 | 2022-10-21 | 三菱電機株式会社 | デブリ除去衛星、デブリ除去制御装置、デブリ除去制御方法、および、地上設備 |
| CN111623821A (zh) * | 2020-05-15 | 2020-09-04 | 天津时空经纬测控技术有限公司 | 隧道钻孔方向的检测、偏差检测、钻孔位置确定的方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0277217B1 (en) | Spacecraft accelerometer auto-alignment | |
| KR101765318B1 (ko) | 항공우주 플랫폼의 각도 방향을 측정하는 시스템 및 방법 | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| JPH04293698A (ja) | ３軸安定方式の人工衛星のための姿勢制御装置 | |
| JPH08253200A (ja) | 地球センサの走査による宇宙船の姿勢制御方法 | |
| EP1777158B1 (en) | A method and system for determining a singularity free momentum path | |
| US5115570A (en) | Method for eliminating gyro errors | |
| US6354163B1 (en) | Mitigating gimbal induced disturbances in CMG arrays | |
| JP4489654B2 (ja) | 衛星追尾用のアンテナ制御装置 | |
| Fukuda et al. | Attitude control system of micro satellite RISING-2 | |
| US20050090948A1 (en) | Process for determining the position of a spacecraft with the aid of a directional vector and a total angular momentum measurement | |
| JPH07257496A (ja) | 姿勢制御装置 | |
| JP2009190506A (ja) | 人工衛星用姿勢制御装置および人工衛星の姿勢制御方法 | |
| JP3919911B2 (ja) | 方位姿勢基準装置 | |
| JP2798938B2 (ja) | 三軸姿勢制御装置 | |
| JP3368917B2 (ja) | 移動体の慣性検出手段の較正方法 | |
| EP1134640A2 (en) | Attitude control system for a spacecraft | |
| JPH08164898A (ja) | 姿勢制御装置 | |
| JPS63100515A (ja) | 航行体の姿勢検出方式 | |
| JP4462740B2 (ja) | 宇宙航行体の姿勢決定装置 | |
| JPH01113612A (ja) | 人工衛星のヨー角検出装置 | |
| JP3529202B2 (ja) | 姿勢制御装置 | |
| JPH07112840B2 (ja) | 人工衛星の姿勢およびアンテナ指向制御装置 | |
| JPS5957100A (ja) | スピン衛星の指向制御方式 | |
| JPH0776300A (ja) | 姿勢制御装置 |